Ранее работы над подобными силовыми установками проводились в Италии.(

Хотя такая схема ВРДК почти исключала потери тепла, связанные с выходом выхлопных газов в окружающий воздух и охлаждением внешним воздушным потоком поршневого мотора, она обладала существенным недостатком. Дело в том, что с уменьшением скорости полета у такой силовой установки значительно падала тяга, в то время как у винтомоторной груп-пы было все наоборот. В связи с этим итальянский самолет отличался очень большой длиной разбега. В результате проведенных в ЦИАМ исследований коллективу под руководством К.В.Холщевникова и А.А.Фадеева удалось выбрать более рациональную схему ВРДК. Их силовая установка состояла из поршневого мотора с воздушным винтом изменяемого шага и осевого одноступенчатого компрессора, приводимого во вращение этим же мотором через двухскоростную передачу. Мотор размещался обычным образом, а компрессор находился в туннеле, входная часть которого была выведена в лобовую часть самолета. За компрессором находилась камера сгорания и газовый канал, завершавшийся реактивным соплом с регулируемыми створками.

В данной схеме мощность, развиваемая поршневым мотором, передавалась одновременно и воздушному винту, и компрессору. На взлете и в крейсерском полете ее основным потребителем являлся воздушный винт, при этом компрессор вращался на низшей передаче, а топливо в камеру сгорания не подавалось. Для увеличения скорости до максимальной включали высшую передачу привода компрессора, а в камеру сгорания подавали топливо. При этом уменьшение тяги винта с избытком компенсировалось возникающей реактивной тягой. По расчетам, полная суммарная эквивалентная мощность силовой установки, получившей название Э-30-20, с учетом реактивных выхлопных патрубков, должна была составить порядка 3000 л.с. Из-за высокого расхода топлива ВРДК планировали использовать лишь как ускоритель, рассчитанный на кратковременное применение в условиях воздушного боя.